飞机拦阻系统的最优拦阻力设计
具有最小恒定拦阻力的拦阻力变化规律即为使最大
飞机过载值最小的拦阻力规律 。对式 ( 2)两边进行
积分可得 :
∫ ∫ ∫ Sg
Sg
Sg
Fx dS + Fz dS = ( - m f a) dS
0
0
0
∫ ∫ Sg
0
Fx dS + Fz Sg
0
=
V0
-
mf
dV dt
Vdt
= ( 1 /2) m f V20
B = ( 1 /2) m f V20 - Fz Sm + 2Fm A 并可计算出此时的飞机过载为 :
nzm in = ( Fxgm in + Fz ) / (m f g)
312 使拦停距离最小的拦阻力变化规律
要使飞机拦停距离最小 , 取拦阻力变化规律为 拦阻力最大界定值即可 。
( 1)当 m f nzm g - Fz < 得最大拦阻力为 :
标值 Fm ;到了 AB 段 , 飞机过载恒定 , 至满拦停距离 Sm 被拦停 。
图 1 最大飞机过载最小时拦阻力变化规律曲线
412 使拦停距离最小时的样例仿真
( 1) 以 m f = 25 t, nzm = 3, Sm = 150 m, Fm = 460000 N, Fz = 12250 N 为例 , 依据 312 节 ( 1 )的分 析 ,通过仿真可得出使拦停距离最小的拦阻力变化 曲线 ,如图 2中 OHF 所示 。图中直线 AB 为最小恒
1 拦阻力变化规律的问题描述
拦阻力变化规律求解问题的数学描述如下 [4 ] : 设飞机质量为 m f , 撞网初始速度为 V0 , 分析设计拦 阻力 Fx 的变化规律 , 使飞机拦停距离 Sg 、飞机加速 度 a、带拉力 Fl 满足下列不等式约束 :
0 ≤ Sg ≤ Sm 0 ≤| a | ≤ am 0 ≤ Fl ≤ Fm 式中 , Sm , am , Fm 分别为拦停距离 、飞机加速度绝对 值以及带拉力的指标限定值 。要求在整个拦阻过程 中拦阻力较低并均匀变化 。飞机加速度的大小通常
+ LJ2 Fl
然后 ,比较 m f nzm g - Fz 与 Fx ( Sm )的大小 。分如下两
种情况 :
( 1)当 m f nzm g - Fz < Fx ( Sm ) 时 , 可求得拦阻过 程中受到的最大带拉力值为最小时的拦阻力变化规
律为 :
Fx =
HJ2
2S + LJ2
+ S2 Fl1 ( 0 ≤ S ≤ Sh )
HJ2
2Sm + LJ2
+ Sm2
Fm
时 ,可求
Fx =
HJ2
2S + LJ2
+ S2 Fm ( 0 ≤ S ≤ Sh )
(8)
m f nzm g - Fz
并可求得分界点 Sh 为 :
( Sh ≤ S ≤ Sm )
Sh = (m f nzm g - Fz )
HJ2 + LJ2 4Fm2 - (m f nzm g - Fz ) 2
Fx 之间满足下列关系式 :
Fx =
HJ2
2S + LJ2
+ S2 Fl
式中 , S 为飞机运动的位移 ; HJ , LJ 分别为机翼高度
及与跑道宽度 、机翼宽度有关的定值 。
由于带拉力指标限定值为 Fm ,因此可得 :
Fx ≤
HJ2
2S + LJ2
+ S2 Fm
(1)
除了带拉力指标对拦阻力的界定 , 飞机过载指
当 m f nzm g - Fz <
HJ2
2Sg + LJ2
+ S2g Fm
时 , 拦阻力取
收稿日期 : 2008208218;修订日期 : 2009201213 作者简介 :吴 娟 (19652) ,女 ,湖南宜章人 ,副教授 ,硕士生导师 ,主要研究方向为非线性控制 、检测技术与自动化装置 。
Fx =
2Sm HJ2 + LJ2
+ Sm2 Fl
(图
5中的
OE形式 ) , 则可求
得等带拉力 Fl 为 :
Fl = 2(
( 1 /2) m f V20 - Fz Sm Sm2 + HJ2 + LJ2 - HJ2 + LJ2 )
其次 ,可计算出 Fx ( Sm )为 :
Fx ( Sm ) =
Sm2
2Sm + HJ2
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24
飞 行 力 学
第 27卷
值范围为 :
Fx ≤
HJ2
2S + LJ2
+ S2 Fm ( 0 ≤ S ≤ Sh )
m f nzm g - Fz
(Sh ≤ S ≤ Sg )
( 11)
式中 , Fl1和 Sh 满足下列方程组 :
∫Sh
0
HJ2
2S + L2J
+ S2 Fl1 dS + ( Sm
- Sh ) (m f nzm g -
Fz )
= ( 1 /2) m f V20 - Fz Sm
HJ2
2Sh + LJ2
+ S2h Fl1
= m f nzm g -
Fz
由此可求得 Fl1的表达式为 :
Fl1
= (m f nzm g -
Fz ) HJ2 2Sh
+ LJ2
+ S2h
( 2)当 m f nzm g - Fz ≥Fx ( Sm ) 时 , 可求得拦阻过
程中受到的最大带拉力值为最小时的拦阻力变化规
律为 :
( 10 )
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第 3期
吴 娟等. 飞机拦阻系统的最优拦阻力设计
25
此时的最小拦停距离 Sm in的计算式同式 ( 9) 。
(4)
m f nzm g - Fz
式中 , Sh 为分界点位移 。
(Sh ≤ S ≤ Sg )
当 m f nzm g - Fz ≥ 值范围为 :
HJ2
2Sg + LJ2
+ S2g Fm
时 , 拦阻力取
Fx ≤
HJ2
2S + LJ2
+ S2 Fm ( 0 ≤ S ≤ Sg )
(5)
3 最优拦阻力变化规律的确定
所以可得 :
∫Sg Fx dS = ( 1 /2) m f V20 - Fz Sg
(6)
0
当 Fx 取前述最大限定值时 , 若式 ( 6)的左边值
仍小于右边值 , 此种情况下 , 说明满足约束条件的
Fx 不存在 ,则最小恒定拦阻力也不存在 。当最小拦 阻力存在时 ,由式 ( 1) 、式 ( 6)得 :
( HJ2
+ LJ2
)
F2 xgm in
4 Fm2
-
F2 xgm in
将最小恒定拦阻力中 Sg 换成满拦停距离 Sm ,便可求
得m B xgm in
A [ 4Fm2 (A + Sm2 ) - B 2 ] A + Sm2
(7)
其中 :
A = HJ2 + LJ2
∫sa
0
HJ2
2S + LJ2
+ S2 Fm dS
+ (Sg
-
Sa ) Fxgm in
= ( 1 /2) m f V20 - Fz Sg
式中 , Sa 为拦阻力变化过程中刚上升到最小恒定拦
阻力时的位移值 ; Fxgm in为拦停距离为 Sg 时的最小恒
定拦阻力 。
由式 ( 1)可求得 Sa 为 :
Sa =
第 27卷 第 3期 2009年 6月
飞 行 力 学 FL IGHT D YNAM ICS
0006
V ol. 27 N o. 3 June 2009
飞机拦阻系统的最优拦阻力设计
吴 娟 , 孙娟萍 , 杜 娟
(西北工业大学 自动化学院 , 陕西 西安 710072)
摘 要 : 针对在飞机拦阻过程中飞机过载 、拦停距离以及带拉力不能超过各自的指标要求这一多指标限定问题 , 提出了不同性能指标下最优拦阻力变化规律的确定方法 , 并通过仿真计算 , 给出了各种具体指标下最优拦阻力的求解 样例 。该项研究为整个飞机拦阻过程中较低且均匀变化的拦阻力设计提供了参考 。 关 键 词 : 飞机拦阻系统 ; 飞机过载 ; 带拉力 ; 最优拦阻力 中图分类号 : V37 文献标识码 : A 文章编号 : 100220853 ( 2009) 0320023205
(9)
E
其中 :
C = ( 1 /2) m f V20
D = Fm HJ2 + LJ2 E = 4Fm2 - F2z
( 2)当 m f nzm g - Fz ≥ 最大拦阻力为 :
HJ2
2Sm + L2J
+ Sm2
Fm
时 ,可得
Fx =
HJ2
2S + LJ2
+ S2 Fm ( 0 ≤ S ≤ Sm )
化曲线 ,如图 1中 OAB 所示 。图中曲线 OA E为 Fx =
HJ2
2Sm + LJ2
+ Sm2
Fm ,直线
完整版飞行器的阻力和减阻技术
降低干扰阻力的方法：翼身融合
未采用翼身融合技术的米格 21战斗机
降低干扰阻力的方法：翼身融合
未采用翼身融合技术的飞机
（5）激波阻力
? 激波阻力是飞机在空气飞 行过程中产生的一种较强的波 ，由空气遭到强烈的压缩而形 成。当飞行器超声速飞行时， 由于飞行器的能量以强压力波 的形式向周围的空气传递而产 生的一种独特的阻力。激波阻 力对超声速飞行器 翼身组合体 的体积 和横截面积 分布十分敏 感。
现代飞机设计技术
航 空 工 程 学 院孟
令 兵
第四章 飞行器的阻力与减阻技术
第四章 飞行器的阻力与减阻技术
?空气阻力，对于依靠空气升力支撑的飞机 而言，阻力不可避免的负面代价。纵观飞 机的发展史，减阻是永恒的话题。
什么是阻力？
阻力：阻碍运动的力
空气阻力的分类
?空气阻力主要分为： ?压差阻力 ?摩擦阻力 ?诱导阻力 ?干扰阻力 ?激波阻力
降低诱导阻力的方法
3、地效飞行器
降低诱导阻力的方法
3、地效飞行器
（4）干扰阻力
? 机翼、机身、尾翼、发动 机吊舱等，单独放在气流 中所产生的阻力的总和并 不等于整体所产生的阻力 、而是往往小于把它们组 成一个整体时所产生的阻 力。所谓“干扰阻力”就 是飞机各部分之间由于气 流相互干扰而产生的一种 额外阻力。
降低摩擦阻力的方法
?为了减小摩擦阻力，如今比较普遍的做法 是尽可能地提高飞机表面的光滑程度。这 就催生了埋头铆钉等新型零件。此外，摩 擦阻力也与飞机和机翼的尺寸有关。
ห้องสมุดไป่ตู้
提高飞机表面光滑度
（3）诱导阻力
?机翼产生升力的同时，由于 机翼下表面压力大，上表面 压力小，下翼面的高压气流 会绕过两端翼尖 ,力图向翼上 翻，形成翼尖涡。翼尖涡流 使流过机翼的空气产生下洗 速度，此速度有一个向后的 分量，从而产生诱导阻力。
民用机场飞行区技术标准(MH5001—2013)
表示道面可供不受限制次数使用的承载强度的数字。 2.53
7
MH 5001— 2013 主跑道 primary runway
在条件许可的情况下，比其他跑道优先使用的跑道。 2.54 道路等待位置 road-holding position
指定的可能要求车辆在此等待的位置。 2.55 跑道 runway
Ⅲ类精密进近跑道： 装有仪表着陆系统和 ( 或 ) 微波着陆系统引导飞机至跑道并沿其表面着陆滑 行的仪表跑道，其中： 1) Ⅲ A：用于决断高小于 30 m 或不规定决断高以及跑道视程不小于 175 m 时运行； 2) Ⅲ B：用于决断高小于 15 m 或不规定决断高以及跑道视程小于 175 m 但不小于 50 m 时运 行；
3)
Ⅲ C：用于不规定决断高和跑道视程时运行。
选择目视助航设施的准则取决于所拟运行的各种
注：目视助航设施不一定与所设置非目视助航设施的规模相匹配， 状况。
2.40 完整性（航空数据） integrity(aeronautical data)
原始的或经授权修订后的航空数据及其数值既没有遗失也没有改动的可信程度。 2.41 中间等待位置 intermediate holding position : 在这个位置，如果机场管制塔台指示滑行中的飞机和行进中车辆必须停
注： 对于世界大地测量系统（ 水准面高差。 WGS — 84）规定的地球椭球面而言， WGS — 84 椭球面高与铅垂高之差即为 WGS — 84 大地
2.31 危险灯标 hazard beacon
用以标明对空中航行有危险的航空灯标。 2.32 直升机场 heliport
供直升机地面活动使用的场地或构筑物上的指定区域。 2.33 等待坪 holding bay
机场特性材料拦阻系统EMAS施工工法的研究
机场特性材料拦阻系统EMAS施工工法的研究近年来，随着航空行业的飞速发展，机场安全问题倍受关注。
在此背景下，机场特性材料拦阻系统（EMAS）应运而生，它可以为飞机在跑道结束区域提供更好的防止事故的保护。
本文将探讨EMAS的施工工法及其研究。
一、引言EMAS是一种由合成材料制成的特殊材料防撞系统，旨在为飞机提供碰撞力的缓冲和减少滑行距离，从而在关键时刻减少事故可能性。
EMAS的施工工法非常关键，能够直接影响其防护效果。
二、材料选择EMAS的材料选择是施工的第一步，是保证防护效果的重要因素。
通常情况下，EMAS所使用的材料需要具备以下特性：1. 抗冲击性：材料需要能够承受飞机的冲击，同时保持结构的完整性，避免飞机冲出跑道。
2. 吸能性：材料应能够吸收冲击能量，并在冲击后恢复原状，以便快速减速飞机。
3. 耐久性：材料需要经受得住各种气候条件和频繁使用，具有较长的使用寿命。
4. 防火性：材料应该具备良好的防火性能，以防止火灾扩散。
根据以上要求，通常会选择聚氨酯泡沫材料作为EMAS的主要构成材料。
聚氨酯泡沫具有较好的抗冲击性和吸能性，并且具备较长的使用寿命。
三、施工过程1. 确定施工区域：首先需要根据机场的实际情况，确定需要安装EMAS的区域。
通常会选择关键部位，如跑道结束区域，以提供最佳的飞机防护效果。
2. 土地准备：施工前需要对土地进行准备，确保土地表面平整，并清理掉任何障碍物。
3. 安装泡沫模块：根据实际要求和施工图纸，将聚氨酯泡沫模块依次组装在指定位置上。
模块之间需要进行紧密连接，确保整个系统的连贯性。
4. 固定模块：安装完成后，需要使用特殊的胶水或环氧树脂来固定模块，以增强整个系统的稳定性和耐久性。
5. 模块表面处理：为了防止泡沫材料被风化和日晒，需要对模块表面进行涂层处理，通常会选择一种具有良好耐候性的防水涂层。
6. 施工验收：施工完工后，需要对整个工程进行严格的验收，以确保无任何缺陷和质量问题。
《民用机场总体规划规范》(MH 5002-1999)第一修订案
《民用机场总体规划规范》（MH 5002-1999）第一修订案
本修订案对如下条款进行了修订，修订内容已在原文基础上修改显示，其中“划删除线”的部分为删除内容，“涂灰色背景”的部分为新增内容：
3.术语、符号（缩写）
3.1 术语
……
3.1.31 特性材料拦阻系统Engineered material arresting system
以特性材料为主体，设置在跑道端外，对冲出跑道端的飞机实施拦阻，使飞机减速或停止的系统。
7.飞行区规划
7.9 跑道端特性材料拦阻系统的规划原则
7.9.1对于跑道端安全区外存在陡坎、深沟、水面、道路、障碍物等危险地形，飞机一旦冲出安全区会造成严重后果的机场，应结合跑道延长规划等因素，在充分论证的基础上，采取安装特性材料拦阻系统等措施，提高安全裕度。
7.9.2 特性材料拦阻系统应安装在跑道端外，并符合相关技术要求。
飞机阻力的产生及减阻措施
飞机阻力的产生及减阻措施一、飞机阻力的产生飞机在飞行过程中会受到多种阻力的作用，主要包括以下几种：1. 气动阻力：飞机在空气中飞行时，由于空气的阻力而产生的阻力称为气动阻力。
气动阻力主要包括两个部分：摩擦阻力和压力阻力。
摩擦阻力是指空气与飞机表面的摩擦所产生的阻力，而压力阻力是由于空气在飞机前进方向上的压力差所产生的阻力。
2. 重力阻力：重力阻力是飞机受到重力作用产生的阻力。
飞机在飞行过程中需要克服重力的作用，因此会产生阻力。
3. 升力阻力：升力阻力是由于飞机产生升力所产生的阻力。
升力是飞机在飞行过程中产生的垂直向上的力，而升力阻力则是垂直向上的力所产生的阻力。
4. 推力阻力：推力阻力是由于飞机产生推力所产生的阻力。
推力是飞机在飞行过程中产生的向前推进的力，而推力阻力则是向前推进的力所产生的阻力。
二、飞机阻力的减少措施为了减少飞机的阻力，提高飞机的飞行效率，航空工程师们采取了多种措施：1. 优化飞机外形设计：通过改进飞机的外形设计，减小飞机表面与空气接触的面积，减少摩擦阻力和压力阻力的产生。
例如，采用流线型的机身设计，减少气动阻力。
2. 使用先进的材料：使用轻量化、高强度的材料，降低飞机的重量，减小重力阻力的产生。
例如，采用复合材料制造飞机的机身和翼面，可以减轻飞机的重量，降低重力阻力。
3. 提高发动机效率：提高发动机的推力和燃烧效率，减小推力阻力的产生。
例如，采用高涵道比的涡扇发动机，可以提高发动机的推力效率，减少推力阻力。
4. 优化机翼设计：通过改进机翼的形状和结构，提高飞机的升力效率，减小升力阻力的产生。
例如，采用翼型设计和翼尖小翼等措施，可以减小气动阻力，提高升力效率。
5. 使用辅助设备：使用辅助设备来减小飞机的阻力。
例如，采用缝翼和襟翼等可变几何翼面，可以在起飞和着陆时增加升力，减小阻力；同时也可以采用襟翼和刹车板等装置，在飞机下降和减速时增加阻力，实现精确的速度控制。
6. 精确的飞行控制：通过精确的飞行控制，减小飞机的阻力。
飞机道面拦阻系统的研究：飞机拦阻系统
飞行跑道是机场最重要的基础设施，飞机在跑道上的运行安全，历来是机场安全管理和技术研究所关注的重点，而跑道端部安全更是机场安全的焦点。
如何减少飞机冲出跑道的危险发生，进而减少对飞机的损伤、保障机组人员和乘客的生命安全，已成为近年来机场安全技术研究的热点。
道面拦阻系统（EMAS）主要通飞机轮胎压碎拦阻材料来制动飞机，从而使飞机减速停止，用来保护冲出跑道的飞机。
一、道面拦阻材料特性飞机经过道面拦阻系统时，将拦阻道面压碎，被压碎的拦阻材料吸收了飞机的动能，从而将飞机拦停。
拦阻材料对飞机能量的吸收应与材料被压碎的体积成比例关系，如图一所示。
分析一种材料是否适宜用做道面拦阻材料，需要注意两个重要因素其一，机轮压力的精确校准。
机轮压力过大，会增加起落架负担，严重时可能会使起落架结构遭受损伤；机轮压力过小，会降低材料的拦阻性能，从而影响拦阻面对飞机的拦阻。
应根据飞机和起落架的动态响应来求得机轮压力。
其二，材料的最大压缩比。
压缩比用来确定整个拦阻过程中能量的吸收值。
（一）道面拦阻系统的力学特性飞机冲出跑道后进入拦阻道面内，前、主起落架将同时承受垂直荷载和拖力负载。
飞机在设计时主要考虑由主起落架提供拖力负载，而前起落架不参与刹车过程，因此前起落架的结构强度要小于主起落架，但拦阻系统在对飞机进行拦截时会同时给前、主起落架施加阻力，因此设计飞机道面拦阻系统时必须严格控制拦阻材料的压碎强度，以保证不损伤飞机起落架。
道面拦阻系统的力学特性主要与五种因素有关即飞机冲出跑道的速度、压入拦阻材料的深度、机轮压力、起落架构型及前、主起落架支柱的强度。
（二）材料要求由于处于露天工作环境，道面拦阻材料遭受风吹日晒、雨雪冰冻等各种自然因素的作用。
为确保其性能可靠，拦阻材料应具有以下特性易碎性。
当材料的表面压力超过其设计荷载时，材料即被压碎。
EMAS的设计原理是通过制动飞机起落架机轮，从而达到拦阻飞机的目的。
因此，材料的设计荷载应当在一定的范围内，即不损伤起落架结构而且能保证安全拦阻冲出跑道的飞机。
沈空成功研发新型飞机拦阻系统
中国航空报/2010年/2月/25日/第008版
军事天地
沈空成功研发新型飞机拦阻系统
李开强王志鸿
本报讯 近日，一场飞行综合保障演练在在沈阳某地展开。
当指挥部发出指令：紧急安装飞机拦阻系统时，场务保障人员立即行动，仅用1.5小时就完成了某新型飞机拦阻系统的架设。
飞机拦阻系统是航空兵部队重要的场务保障装备，能够拦停在中断起飞或着降过程中大速度滑跑、有冲出跑道危险的飞机，实现减少地面事故和飞机损伤的目的。
以往我军各机场使用的固定型飞机拦阻设备，安装周期在1个月左右，且通用性和灵活性较差。
沈空某飞机拦阻设备研究中心立足实战需求，加大研发力度，于近期研制成功了某型飞机拦阻系统。
据研究中心主任冯忠甲介绍，新型拦阻系统具有性能可靠、操作简便、易于维护、功能齐全的特点，采用了移动式液压站作为动力源，摆脱了对电源的依赖，机动性能显著增强，安装和转移时间大幅缩短，通常可在1.5小时内完成锚固安装作业，1小时内完成拆除转移，基本上实现了“即装即用”。
经试验鉴定，该系统综合性能指标超过国外同类装备水平，具有广泛的推广应用价值。
第1页共1页。
飞机拦阻系统拦阻性能仿真研究
急着 陆设施 有着重要 意义。 关键 词 ： 飞机 ； 阻 系统； 真； 拦 仿 液压 系统 ； 学模 型 数
中图分类 号 ：］１ １Ｐ５
文献标识 码 ： Ａ
性变形。拦 阻时的受力 中心位 于飞机 的重 心平 面
内。
引 言
飞 机 拦 阻 系 统 是 一 种 重要 的机 场 地 面 设 施 ， 目 前 ， 采 用液 压 式 ， 多 主要 用 于 陆基 飞 机 的应 急拦 阻 ，
２０ ０ ２年 ９月
ｄ
～
曹淑华 等 ： 飞机 拦 阻 系统 拦 阻性 能 仿真 研 究
ｄ ２ （） ３ （） ４
ｄ ｄ ｔ ｃｓ １ ｏ ０
＾ ， Ｔ ，ｎ
３ ５
（ ０ １） （ １ １）
ｄ 一 ｄ ￡ ￡
：
鲁＝ ０
ｄＺ 出 ｄ 一 ｔ
ｓ ・ 砌
场 跑道 对 称 布 置 ， 以拦 阻 网或 拦 阻 钢 缆 连 接 在 一 并
起， 靠被拦阻飞机本身巨大 的动能来驱动 ， 通过巧妙 设计 的液压 回路及 机械装 置 ， 将其转化成使飞机制 动的摩擦力 ， 是一个结构紧凑 、 安装灵活、 维护方便 、 可实现双向拦阻 、 适用 于全天候的硬地基飞机拦阻
维普资讯
第３ ２卷 第 ３期 ２０ ０ ２年 ９月
文章 编号 ：６ １ ５ （ ０ ２ ０ —０ ３ —０ １ ７ —６ ４ ２ ０ ） ３ ０ ４ ４
航 空 计 算 技 术
Ａｅ ｏ ａ ｔｃ ｌ ｏ ｐ ｔ ｒＴｅ ｈ ｉｕ ห้องสมุดไป่ตู้ ｒ ｎ ｕ ｉ ｍ ｕ ｅ ｃ ｎｑ ｅ ａ Ｃ
１ ‘ － ０
～
（） ５
础 ｓ ｉ ｎ
重型飞机拦阻系统的仿真可视化研究
文章编号：１ ０ ０ ７ — ７ ５ ７ Ｘ（ ２ ０ １ ３ ） ０ ７ — ０ ０ ２ １ — ０ ３
研 究 与 设计
微 型 电脑 应 用
Ａｂｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ｔｈ ｉ ｓ ｐａ ｐｅ ｒ ｐ ｕｔ ｆ ｏｒ ｗａ ｒ ｄ ａ ｍｏ ｔ ｈ ｏｄ ｏ ｆ ｓ ｉ ｍ ｕｌ ａ ｔ ｉ ｏｎ ｖｉ ｓ ｕ ａ ｌ ｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏｎ ｆ ｏ ｒ ｈｅ ａ ｖ ｙ— ｄ ｕｔ ｙ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｔ ｆ ａ ｒ ｒ ｅｓ ｔ ｉ ｎ ｇ ｓ ｙｓ ｔ ｅｍ ｂａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ Ｖ Ｃ．Ｉ ｔ ｃ ｒ ｅ ａ ｔ ｅ ｄ ｔ ｈ ｒ ｅ ｅ — ｄｅ ｍｅ ｎｓ ｉ ｏ ｎａ ｌ ｍｏ ｄｅ ｌ ｓ ｂ ｙ Ｍ ｕ ｌ ｔ ｉ ｇ ｅ ｎ Ｃｒ ｅ ａ ｔ ｏ ｒ ， ｅ ｓ ｔ ａ ｂｌ ｉ ｓ ｈ ｅ ｄ ｔ ｈ ｅ ｖｉ ｒ ｔ ｕ ａ ｌ ｓ ｃ ｅ ｎｅ ｗｉ ｔ ｈ ｉ ｍ ｐｏ ｒ ｔ ｉ ｎｇ ｍｏ ｄｅ ｌ ｓ ｔ ｈ ｒ ｏｕ ｇｈ Ｌｙｎ ｘ ａ ｎｄ ｃ ａ ｌ ｌ ｅ ｄ Ｓｉ ｍｕ ｌ ｉ ｎ ｋ ｔ ｏ ｍｏ ｄｅ ｌ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏｎ ｔ ｈ ｒ ｏｕ ｇｈ Ｍａ ｔ ｌ ａ ｂ ｅ ｎｇ ｉ ｎ ｅ ．Ｆｉ ｎａ ｌ ｌ ｙ， ｔ ｈ ｅ ＶＣ ， ａ ｓ ｕｓ ｅ ｒ ｓ ｃ ｏｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｉ ｎ ｔ ｅｒ ｆ ａ ｃ ｅ， ｕｎ ｉ ｆ ｅ ｄ Ｍａ ｔ ｌ ａ ｂ ａ ｎ ｄ Ｖｅ ｇ ａ ｏ ｒ ｇａ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ — ｌ ｙ ｉ ｎ ｔ ｈ ｅ ｓ ａ ｍｅ ｗｉ ｎ ｄｏ ｗ ，ｃ ｏｎ ｔ ｒ ｏｌ ｌ ｅ ｄ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａｔ ｉ ｏ ｎ ｖｉ ｓ ｕ ａｌ ｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎｄ ｒ ｅ ａ ｌ — ｔ ｉ ｍｅ ｄ ｉ ｓ ｐｌ ａ ｙ ｏｆ ｔ ｈｅ ａ ｒ ｒ ｅ ｓ ｔ ｉ ｎｇ ｓ ｙｓ ｔ ｅ ｍ ．Ｔｈ ｅ ｍｅ ｔ ｈｏ ｄ ａ ｃ ｈ ｉ ｅ ｖ ｅ ｓ ｅ ｉ— ｆ ｃｉ ｅ ｎｔ ａ ｎ ｄ ａ ｃ ｃ ｕ ｒ ａ ｔ ｅ ｓ ｉ ｍ ｕｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｖｉ ｓ ｕａ ｌ ｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏｎ ，ａ ｎ ｄ ｒ ｅ ｌｅ ｆ ｃ ｔ ｓ ｔ ｈ ｅ ｉ ｍｐ ａ ｃ ｔ ｏｆ ｖａ ｒ ｉ ｏｕ ｓ ｐａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｓ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ａ ｒ ｒ ｅ ｓ ｔ ｉ ｎｇ ｅ ｆ ｆ ｅｃ ｔ ｏｆ ｈｅ ａ ｖ ｙ ａ ｉ ｒ ｃｒ ａ ｆ ｔ ｉ ｎｔ ｕｉ ｔ ｉ ｖｅ ｌ ｙ ａ ｎｄ ｒ ｅ ａ ｌ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｌ ｙ． Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄｓ ：Ｓｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｖｉ ｓ ｕ ａ ｌ ｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏｎ；Ｈｅ ａ ｖ ｙ— ｄ ｕｔ ｙ Ａｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ａ ｒｅ ｓ ｔ ｉ ｎ ｇ Ｓｙｓ ｔ ｅ ｍ ；Ｔｈｒ ｅ ｅ — ｄ ｅ ｍｅ ｎｓ ｉ ｏ ｎａ ｌ Ｍ ｏｄ ｅ ｌ ；Ｖｉ ｔｕａ ｒ ｌ Ｓｃ ｅ ｎｅ
偏心拦阻过程最优拦阻索运动速度的设计
ｖｒ ｂｅａ ｄ ｔｋｎ ｈ ｒ ｓｎ ａ ｌ ｍａｓ ｉ ｏ ｃ ｎｉｅａ ｏ ．Ｉｅｌｏ ｔ ａ ｔ ｊｃ ｒ ｏ ｔｅ ｔ ｊｃｏ ｐｉ ｉ ｔ ｎ ａｉ ｌ ｎ ａ ｉｇ ｔｅ ａ ｅｔ ｇ ｃｂｅ ｓ ｎ ｏ ｓ ｒｔ ｎ ｄａ ｐｉ ｌ ｒ ｅｔ ｙ ｔ ｈ ｒ ｅｔ ｙ ｏ ｔ ｚ ｉ ａ ｉ ｔ ｄ ｉ ｍ ａ ｏ ａ ｒ ｍ ａｏ
２ ０ １ ２ 成都飞机设计研究所 ， １０ ６； ． 成都
摘 要 ：综合考虑空气动力、 发动机推力以及摩擦力等因素对舰载机拦阻过程的影响， 以拦阻索释放速度作为拦阻
过程 的控制输入 ， 建立计及拦阻索质量 的舰 载机偏心拦 阻过程 的系统 状态方程 。针对存在边 值及过载约束 的轨迹优 化 问 题， 采用高斯伪谱方法求解理想轨迹 ， 基于 Ｇ Ｏ Ｓ 飞机存在着舰质量 、 ＰＰ对 着舰速度偏差进行算例仿真 。仿真结果 表明 ： 及 计
振 第３ １卷第 １ ９期
动
与
冲
击
Ｊ ＯＵＲＮＡＬ ＯＦ ＶＩ ＢＲＡＴ ＯＮ Ｉ ＡＮＤ ＨＯＣＫ Ｓ
偏 心 拦 阻 过程 最 优 拦 阻 索运 动速 度 的设 计
马善智 ，陈 国平 ，何
（． １ 南京航空航天 大学 机械结构力学及控 制国家重点实验室 ， 京 南
欢
Байду номын сангаас６ ０４ ） １０ １
ａ ｅｔ ｇｃｂｅｏ ｔｕ— ａ ； ｎｉｅｌ ｐｉ ａ ｔ ｊｃ ｒ ｃｎ ｂ ｂａ ｅ ｉ ａ ｓ ａ ｓｕ ｏｐ ｃ ａ ｍ ｔｏ ． ｒ ｓｎ ａ ｌ ｕｐ ｔ ｏｄ ａ ａ ｏ ｔ ｌｒ ｅｔ ｙ ａ ｅｏ ｔ ｎ ｄｗｔ Ｇ ｕｓ ｎｐ ｅｄ ｓｅｔ ｌ ｅ ｄ ｉ ｌ ｄ ｍ ａ ｏ ｉ ｈ ｉ ｒ ｈ Ｋｅ ｒ ｓ ｃｒ ｅ—ａｅ ａｒ ａ ； ｏ －ｅ ｔ ａ ｅｔ ｇ ａ ｅｔ ｇ ａ ｌ； ｔ ｊｃ ｒ ｐｉ ｚｔ ｎ Ｇ ｕｓ ｎ ｙ ｗｏ ｄ ： ａ ｉ ｂ ｓｄ ｉ ｒｆ ｒｒ ｃ ｔ ｆｃ ｎｅ ｒ ｓｎ ； ｒ ｓ ｎ ｃｂｅ ｒ ｅ ｔ ｏ ｔ ａ ｏ ； ａ ｓ ａ ｒ ｉ ｉ ａ ｏ ｙ ｍｉ ｉ ｉ